航天器桁架结构中高频抖动动力学分析与主动控制研究

发布时间：2015-01-13 15:15

 

【摘要】 航天事业的飞速发展对未来航天器的精度和可靠性指标提出更为严格的要求，而反作用轮等高速旋转执行机构的工作将会引起航天器结构的中高频抖动，进而影响航天器有效载荷的指向精度和工作性能。因此，分析航天器结构中高频抖动的动力学特性，并研究相应的主动抖动抑制方法，具有十分重要的理论价值和工程实际意义。针对航天器结构的中高频抖动动力学分析与主动控制问题，传统的以模态叠加为基础的有限元法和以统计分析为基础的统计能量法都遇到了难以克服的困难。基于此，本文以未来航天器的典型结构——桁架结构为研究对象，基于行波方法建立其动力学模型，获得精确的中高频抖动动力学特性，并探索研究相应的中高频抖动主动控制方法。本文具体研究工作如下：首先，将航天器桁架结构的振动看成是不同形式、不同频率弹性波的叠加，建立了包含纵波、弯曲波和扭转波形式的桁架基本单元行波动力学模型；考虑各单元连接处三种形式波之间的相互转换，进而建立结点散射模型；最后通过叠加单元和结点模型获得系统总体方程，最终建立复杂航天器桁架结构的行波动力学模型。在建模过程中，为了中高频抖动分析的需要，采用了Timoshenko梁理论，考虑了剪切变形和转动惯量的影响。其次，基于行波动力学模型对具体形式的航天器桁架结构进行动力学分析，给出了获得其固有频率、位移频率响应以及功率流传播的通用矩阵求解方法。在此基础上，对航天器桁架结构进行数值仿真分析。仿真结果表明：行波方法可以精确计算航天器桁架结构中高频抖动的动力学响应，并且相比于传统的有限元方法具有更高的计算效率；通过基于Euler-Bernoulli经典梁理论与Timoshenko梁理论的仿真结果对比可得：在进行中高频抖动动力学分析时，较复杂的Timoshenko梁理论的计算结果更为精确，并且更接近于工程实际。然后，在航天器桁架结构行波动力学模型与动力学分析的基础上，考虑波传播到结构不连续位置处(结点和边界)将会发生透射和反射，推导了波透射和波反射系数，进而从波的角度设计控制器抑制航天器桁架结构的中高频抖动。本文分别基于横向位移、纵向位移、横向弯曲转角与扭转角反馈，设计波动控制器，并研究了几种不同的控制策略。通过不同波动控制器和控制算法的仿真分析与比较可得：波动控制方法可以很好地实现航天器桁架结构中高频抖动的抑制，特别在共振峰值频率附近。最后，在航天器桁架结构行波动力学模型和所获得结构功率流传播特性的基础上，研究了航天器桁架结构中高频抖动抑制的功率流主动控制方法，并对比了传统的加速度主动控制方法；进一步研究了多控制力和多误差传感器配置下的功率流主动控制方法。研究结果表明：功率流主动控制方法可以实现航天器桁架结构整体中高频抖动的有效抑制；无论误差传感器位于控制源的近场或者远场，相比于加速度主动控制方法，功率流主动控制方法都可以有效抑制航天器桁架结构中的加速度和传播的功率流；此外，分析了最优控制力偏差、最优控制力位置以及误差传感器位置对功率流主动控制效果的影响，并针对多控制力和多误差传感器配置下的功率流主动控制方法，进行了相应的仿真分析与讨论。

第1章 绪  论

为了进一步开发与利用星际空间资源，各国在航天领域方面的竞争十分激烈，相继发射具有高指向精度、高分辨率和高稳定度的卫星[1-4]。1990 年，美国发射的哈勃太空望远镜(HST)是目前世界上最先进的高精度、高稳定度光学成像卫星，姿态稳定度为 0.0071″/s，控制系统的指向精度为 0.01″；2005年，日本发射的高级陆地观测卫星(ALOS)，地面分辨率达到 2.5m；2008 年，美国发射的锁眼侦察卫星(KH-13)，对地观测的分辨率达到 5cm；以“詹姆斯-韦伯”太空望远镜(JWST)为代表的下一代空间望远镜，其指向精度要求达到0.004″；而预计在 2015 年发射的空间干涉望远镜(SIM)，其准确度要求达到 4×10-6″。目前，我国也开始研制高分辨率卫星，于 2013 年发射的第一颗高分辨率对地观测卫星——高分一号，姿态稳定度达到 0.0005°/s，空间分辨率为 2m。虽然与世界先进水平存在较大差距，但其具有里程碑式的意义，高分系列后续卫星的研制与发射，将进一步增强我国的天基对地监测能力。综上所述，发展高精度、高分辨率与高稳定度航天器已成为世界各国未来航天发展的必然趋势。
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第2章 航天器桁架结构行波动力学模型

2.1 引言
由于航天器桁架结构具有独特的结构形式，即由梁单元通过连接结点组装成复杂的整体结构，而梁单元的动力学特性可以通过波动方程精确地用解析形式表示。由于扰动在桁架结构上作用时，出现了明显的波的传播效应，因而可以将桁架结构的振动当作不同形式和不同频率弹性波的叠加，考虑连接结点位置的波散射条件，通过叠加获得结构的系统模型。上述即为行波分析法建模的基本思想。由于行波分析法采用单元和结点的连续模型，因而能更好地描述结构的中高频动力学特性，并且分析频率范围仅受单元和结点连续模型的简化假设条件限制。 基于此，本章首先给出了航天器桁架结构的描述，并以一字形架设式正方形截面桁架结构为研究对象，考虑梁单元中纵波、弯曲波和扭转波三种不同形式波的存在，建立桁架结构的梁单元动力学模型；进一步建立各单元连接结点散射模型；最后通过叠加单元和结点模型获得系统总体方程，进而建立复杂航天器桁架结构的通用行波动力学模型。

2.2 航天器桁架结构描述
目前在航天领域应用的桁架结构空间构型主要有：一字形空间桁架、T字形空间桁架和工字形空间桁架。一字形空间桁架结构构型简单，成本较低，具有良好的稳定性，基本能够满足现阶段航天器的承载要求，因而广泛应用于实际的航天工程中。航天器桁架结构最常见的截面构型是等边三角形截面和正方形截面；等边三角形截面桁架结构的典型代表有：NASA 初期研制的太空试验空间桁架、SSP 试验桁架(space solar power(SSP) truss)等；正方形截面桁架结构的典型代表有：NASA 兰利研究中心设计的空间站概念结构和空间起重机等。正方形截面构型因其在空间上的可扩展性，成为当今航天器桁架结构截面构型的主流。

第 3 章  基于行波模型的航天器桁架结构动力学分析.......................................... 43
3.1  引言 .......................... 43
3.2  航天器桁架结构模态分析 .................................... 43
3.3  航天器桁架结构位移频响分析 ...................................... 46
第 4 章  航天器桁架结构波动控制方法研究 .................................... 64
4.1  引言 ................................64
4.2  同位反馈波动控制器的设计思想 ................................... 65
4.3  基于横向位移反馈的波动控制器设计 ................................... 66
第 5 章  航天器桁架结构功率流主动控制方法研究.............................. 96
5.1  引言 ....................... 96
5.2  基于功率流最小的功率流主动控制方法 ................................................ 97
5.3  基于加速度最小的加速度主动控制方法 ................................................ 99

第5章 航天器桁架结构功率流主动控制方法研究

 

5.1 引言
综上所述，本章在第 2 章航天器桁架结构的精确行波动力学模型和第 3章获得的功率流传播特性基础上，研究了航天器桁架结构的功率流主动控制方法。首先，研究了单一控制力和单一误差传感器配置下的功率流主动控制方法，并给出了基于加速度最小的加速度主动控制方法；在此基础上，研究了基于多控制力和多误差传感器配置的功率流主动控制方法；最后，针对功率流主动控制方法的控制效果进行了数值仿真分析，研究了功率流主动控制方法在频域和某一峰值频率结构整体的控制效果；分析了最优控制力偏差、最优控制力位置和误差传感器位置对控制效果的影响；并给出了不同控制力和误差传感器配置条件下功率流主动控制方法的控制效果。

5.2 基于功率流最小的功率流主动控制方法
为了实现上述控制系统，误差传感器被用来测量确定位置的功率流，并要求在此位置功率流最小；用于功率流主动控制的控制力可以通过一定形式的作动器实现，但是测量传感器和控制作动器的动力学特性在本文不予考虑。 由上述推导过程可知：通过最小化误差传感器位置的主动功率流获得了最优控制力的大小与相位，进而施加最优控制力，减少了航天器桁架结构中传播的主动功率流，进一步控制了航天器桁架结构的中高频抖动。但是在实际的控制系统中，由于模型误差、传感器测量误差以及作动器输出控制力误差的存在，由式(5-6)所获得的最优控制力，不可避免的存在偏差。因此，有必要考虑最优控制力的偏差对功率流主动控制效果的影响。
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结   论

本论文以影响未来高精度航天器的中高频抖动问题为基本出发点，针对未来航天器的典型结构——桁架结构，采用行波方法建立其动力学模型，并获得精确的中高频动力学特性，进而探索研究相应的中高频抖动主动控制方法，最终达到提高航天器有效载荷指向精度和工作性能的目标。本文的研究内容和得到的主要结论如下： 1.  将航天器桁架结构的振动看成纵波、弯曲波和扭转波三种不同形式波在梁单元中的传播，并在结点位置发生散射；进而建立梁单元的行波动力学模型和结点散射模型；最终通过叠加单元和结点模型得到系统总体方程，从而建立了航天器桁架结构的行波动力学模型。研究结果表明：针对本文的研究对象，行波动力学模型能够更为全面和精确地捕获航天器结构的动力学特性。 2.  采用行波方法对航天器桁架结构进行动力学分析，获得了计算其动力学响应的通用矩阵求解方法；并由此得到航天器桁架结构的固有频率，位移频率响应以及功率流传播特性。理论分析与仿真研究表明：相比于传统的以模态叠加为主的有限元法，行波法可以精确计算航天器桁架结构在低、中、高分析频率范围的动力学响应，并且计算量更小；当采用 Timoshenko 梁理论时，中高频响应分析结果更为精确。
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本文编号：11597